跨声速翼型吸吹气主动控制减阻技术数值研究

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本文结合吸气层流减阻和微吹气湍流减阻的优点，提出机翼吸吹气联合减阻控制技术概念，该技术通过在机翼内部安装吸气泵和增压装置，并经通气道与前后缘多孔表面连接，从而实现机翼前缘吸气、后缘吹气，其具有双重减阻作用，即前缘吸气可用于延迟边界层转捩的发生，扩大层流流动区域，缩小湍流流动区域；后缘微吹气可通过改变表面粗糙度和壁面附近的速度分布，从而减小湍流摩擦阻力。本研究对我国大型飞机的减阻设计具有指导意义。 采用数值计算方法，研究吸气、吸吹气对二维翼型转捩和阻力的影响规律，以及吸、吹气作用下边界层流动机理；利用高速风洞测力实验方法，验证二维翼型吸吹气控制技术的减阻性能。所取得的主要创新成果如下：     1．依据吸气转捩延迟和微吹气湍流减阻的特点，提出了吸吹气主动流动控制技术新概念，将层流减阻和湍流减阻有机结合起来，对减小高速翼型绕流阻力具有重要的指导作用。     2．针对Wilcox转捩预测提前的缺点，通过分析其转捩预测机理，对Wilcox转捩模式中间歇函数进行了修正，数值结果表明，改进的转捩模式能较好地模拟不同来流参数下的自然转捩位置以及吸气引起的转捩位置的变化，为航空工程实际中的转捩预测提供参考。     3．开展了翼型吸吹气主动控制技术的数值研究，发现了吸吹气联合控制技术比吸气控制技术具有更好的减阻效果，获得了不同(孔径、孔间距、孔深度和控制区域等)吸吹气参数对翼型摩擦阻力、压差阻力和总阻力的影响规律，揭示了吸气和吹气减阻的机理。     吸气可延迟边界层转捩的发生，从而使翼型摩擦阻力发生变化，同时也会改变压差阻力的值。随着吸气系数的不断增加，转捩点逐渐向后缘移动，并逐渐趋于一个固定不变的位置；摩擦阻力先减小后增大，压差阻力逐渐减小，总阻力先减小后增大，且存在一个阻力最小吸气系数。    采用较大的孔径和孔间距，以及较小的靠近自然转捩位置的吸气区域，当总阻力系数等于未进行吸气控制的总阻力系数时，所对应的吸气系数较大。    在相同吸气系数和吸吹气孔几何参数的条件下，随着吹气系数的增加，翼型摩擦阻力逐渐减小，而压差阻力逐渐增大，总阻力呈先减小后增大的趋势。吹气孔径对翼型阻力的影响很小，而吹气孔间距对翼型阻力的影响较大，且孔间距越小摩擦阻力和压差阻力越小，即翼型总阻力也越小。     与吸气控制技术相比，吸吹气联合控制(前缘吸气、后缘吹气)能有效地抑制吸气造成的压差阻力增加，在一定的吸吹气系数范围内，可使翼型的总阻力小于表面未开孔(固壁)时的总阻力，从而达到减阻的目的。     4．开展了大量的单孔吸气三维边界层流场的数值模拟，揭示了不同吸气参数下吸气孔内外三维流场的流动特征。并对Macmanus临界吸气准则进行了补充，建立了该准则中基于理论分析和实验结果的流管雷诺数估算公式，使其具有普遍的适用性。